Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем. Контур образован жидкостными трактами электронасосного агрегата, коллекторов панелей радиаторов, приборных панелей и соединительных трубопроводов. Часть контура выполнена по параллельной схеме соединения жидкостных трактов, имеющей две параллельные ветви с различной длиной. В ветви с меньшей длиной часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром. Суммарная длина этих участков рассчитывается по определенной математической формуле. Технический результат изобретения состоит в снижении относительной массы СТР и повышении надежности ее работы при эксплуатации на орбите. 3 ил.

 

Предложенное изобретение относится к космическим аппаратам (КА) и может быть использовано при создании мощных телекоммуникационных спутников, которые содержат системы терморегулирования (СТР), включающие замкнутые циркуляционные контуры с теплоносителем.

Циркуляционные контуры СТР современных телекоммуникационных спутников, например, согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2362713 [1], включают в себя коллекторы четырех панелей радиаторов модулей полезной нагрузки и служебных систем и коллекторы шести приборных панелей, расположенных между указанными панелями радиаторов.

Когда отводимое в космическое пространство избыточное тепло от работающих приборов не превышает 5000 Вт, вышеуказанные коллекторы панелей (их жидкостные тракты) располагают на борту спутника по последовательной схеме соединений жидкостных трактов и существующий квалифицированный на предыдущих разработках электронасосный агрегат(ЭНА) обеспечивает требуемый расход теплоносителя в жидкостных трактах (например, с внутренним диаметром, равным 16 мм), гарантируя комфортные рабочие температуры приборов в условиях эксплуатации КА на орбите.

Как показал анализ вновь разрабатываемого телекоммуникационного спутника, когда необходимо, например, отводить в космическое пространство избыточное тепло в количестве 10000 Вт, для применения в составе разрабатываемой СТР квалифицированного ЭНА (разработка нового более мощного ЭНА - это трудоемкий, сложный и длительный технологический процесс) необходимо коллекторы приборных панелей располагать по параллельной схеме соединений жидкостных трактов. При этом при оптимальной компоновке КА (с точки зрения обеспечения минимальных массовых затрат) компоновка приборов на панелях не позволяет выполнить параллельные ветви с одинаковой длиной (с одинаковыми гидравлическими сопротивлениями), например, одна из ветвей длиннее другой до ≈30% (≈20 м): следовательно, в длинной ветви при одинаковых внутренних диаметрах тракта будет уменьшенный до ≈ 15% расход теплоносителя; т.е. в этом случае отвод избыточного тепла от приборов с длинной ветвью будет происходить при более повышенной рабочей температуре, что неприемлемо с точки зрения обеспечения высоконадежной работы всех приборов.

В этом случае для обеспечения одинаковых расходов в параллельных ветвях или в одной из них необходимо предусмотреть диафрагму (см. раскрывающиеся панели радиатора с образованием параллельных ветвей согласно патенту РФ №2369537 [2] - в ветвях радиатора предусматривают соответствующие диафрагмы (дроссельные шайбы), например, в конструкции согласно листу 140 справочника Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М.: Машиностроение, 1975 [3].

В этом случае, как показал всесторонний анализ,:

1) ухудшается надежность работы СТР на орбите, обусловленная тем, что при изготовлении перед заправкой жидкостные тракты промываются с целью удаления механических частиц циркуляцией рабочей жидкости через жидкостные тракты, в т.ч. через диафрагму (см. фиг.1, где 1 - соединительный трубопровод короткой ветви; 2 - диафрагма; 3 - направление движения рабочей жидкости при промывке или теплоносителя при работе СТР; 4 - механические частицы), и часть механических частиц будет задерживаться в тупиковых зонах у стенки диафрагмы, т.е. не будет удаляться из жидкостного тракта СТР и в дальнейшем после воздействия вибрационных нагрузок участка выведения механические частицы попадают в циркулирующий теплоноситель и могут привести к заклиниванию гидронасоса, т.е. к выходу из строя СТР и КА в целом;

2) наличие диафрагмы усложняет конструкцию и не обеспечивает уменьшение массы СТР, т.к. это актуально в связи с созданием более мощного КА.

Таким образом, существенными недостатками известной согласно [1] СТР в случае использования ее для более мощных КА являются недостаточно высокая надежность работы СТР на орбите и не обеспечивается снижение массы СТР.

Целью предложенного технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что СТР КА, содержащая замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем, включающим в себя жидкостные тракты электронасосного агрегата, гидроаккумулятора, коллекторов панелей радиаторов и панелей приборов, установленных между указанными панелями радиаторов, соединительных трубопроводов между вышеуказанными элементами, причем часть жидкостного контура выполнена по параллельной схеме соединений жидкостных трактов коллекторов с одинаковыми проходными сечениями - номинальными эквивалентными внутренними диаметрами, имеющей две параллельные ветви жидкостных трактов с различной длиной, выполнена таким образом, что в вышеуказанной ветви жидкостного тракта с меньшей длиной - с меньшим по сравнению с другой параллельной ветвью гидравлическим сопротивлением часть участков соединительных трубопроводов заменена трубопроводами с уменьшенным внутренним диаметром, соблюдая условие:

L X = L I L I I ( d I ( I I ) d X ) 5 1 ,

при этом dX<dI, LII<LI,

где LX - суммарная длина, м, частей участков соединительных трубопроводов в параллельной ветви с меньшей длиной, выполненная с внутренним эквивалентным номинальным диаметром dX, м, меньшим внутреннего диаметра dI(II), м, остальных жидкостных трактов в обеих ветвях;

LI - суммарная длина длинной ветви, м;

LII - суммарная длина короткой ветви с учетом длины LX, м, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой системе терморегулирования космического аппарата.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг.2 и фиг.3, где 1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 2 - гидроаккумулятор (компенсатор объема); 3, 4 - панели радиаторов модуля служебных систем (МСС); 5, 6, 7 - приборные панели МСС; 8, 9 - панели радиаторов модуля полезной нагрузки (МПН); 10, 11, 12 - приборные панели МПН; 13, 14 - параллельные ветви, образованные коллекторами приборных панелей 5, 6, 7 и соединительными трубопроводами 17, 18; 15, 16 - параллельные ветви, образованные коллекторами приборных панелей 10, 11, 12 и соединительными трубопроводами 19, 20; А, В - точки входа и выхода из параллельных ветвей в МПН; С, Д - точки входа и выхода из параллельных ветвей в МСС; а-б, с-д, к-л, м-н - участки соединительных трубопроводов в коротких параллельных ветвях, имеющие меньшие внутренние диаметры по сравнению с внутренним диаметром остальных участков соединительных трубопроводов и коллекторов панелей и выполненные длиной, вычисляемой по формуле, установленной авторами на основе анализа физических процессов работы СТР:

L X = L I L I I ( d I ( I I ) d X ) 5 1 ,

при этом dX<dI, LII<LI,

где LX - суммарная длина, м, частей участков соединительных трубопроводов в параллельной ветви с меньшей длиной, выполненная с внутренним эквивалентным номинальным диаметром dX, м, меньшим внутреннего диаметра dI(II) м, остальных жидкостных трактов в обеих ветвях (следует отметить, что с точки зрения обеспечения максимально возможной экономии массы жидкостного контура и простоты его конструкции, оптимальное количество частей с dx - одно);

LI - суммарная длина длинной ветви, м;

LII - суммарная длина короткой ветви с учетом длины LX, м.

В результате такого выполнения участков соединительных трубопроводов из-за отсутствия в них тупиковых зон при промывке имеющиеся механические частицы полностью вымываются из жидкостных трактов СТР в наземное устройство и при эксплуатации на орбите заклинивание гидронасоса ЭНА исключено, т.е. обеспечивается надежная работа СТР. Выполнение части участков соединительных трубопроводов (около ≈7 м) с уменьшенным диаметром (dx=9 мм вместо dI (II)=12 мм) обеспечивает снижение массы соединительных трубопроводов для разрабатываемой СТР (с учетом уменьшенной массы теплоносителя в них) на ≈0,5 кг.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате выполнения СТР согласно предложенному техническому решению снижается относительная масса СТР и повышается надежность ее работы на орбите, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.

Система терморегулирования космического аппарата, содержащая замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем, включающий в себя жидкостные тракты электронасосного агрегата, гидроаккумулятора, коллекторов панелей радиаторов и панелей приборов, установленных между указанными панелями радиаторов, соединительных трубопроводов между вышеуказанными элементами, причем часть жидкостного контура выполнена по параллельной схеме соединений жидкостных трактов, коллекторов с одинаковыми проходными сечениями - номинальными эквивалентными внутренними диаметрами, имеющей две параллельные ветви жидкостных трактов с различной длиной, отличающаяся тем, что в вышеуказанной ветви жидкостного тракта с меньшей длиной - с меньшим по сравнению с другой параллельной ветвью гидравлическим сопротивлением - часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром, при соблюдении условия:
dX < dI(II), LII < LI,
где LX - суммарная длина (м) частей участков соединительных трубопроводов в параллельной ветви с меньшей длиной, выполненной с внутренним эквивалентным номинальным диаметром dX (м), меньшим внутреннего диаметра dI(II) (м) остальных жидкостных трактов в обеих ветвях;
LI - суммарная длина (м) длинной ветви;
LII - суммарная длина (м) короткой ветви с учетом длины LX.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем.

Группа изобретений относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно, космических аппаратов, может быть использована при их подготовке к летной эксплуатации, а также в других областях.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла.

Изобретения относятся к эксплуатации систем терморегулирования (СТР), преимущественно пилотируемых космических объектов, а также могут быть использованы в ряде областей наземной научно-технической и хозяйственной деятельности.

Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения.

Изобретение относится к космической технике, в частности к посадочным и перелетным межпланетным космическим аппаратам, и может быть использовано для обеспечения теплового режима электронного и другого оборудования, предназначенного для длительного, автономного функционирования на Луне, на Марсе, а также на Земле в суровых климатических условиях.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации. Контур СТР с двухфазным теплоносителем (аммиаком) содержит гидронасос, коллекторы приборных и радиаторных панелей, аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны паров теплоносителя и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. Данная линия сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель с корпусом аккумулятора. Дроссель служит для регулирования температуры и давления теплоносителя в корпусе аккумулятора. Через него в центральную зону корпуса поступает около 10% расхода жидкого теплоносителя. Для отделения жидкой фазы от пузырей нерастворенного газа (если они образуются) участок на выходе указанного соединительного трубопровода выполнен в виде половины петли с некоторым радиусом. Сечение данного участка имеет прямоугольную форму, причем длинная его сторона расположена в плоскости, перпендикулярной направлению движения теплоносителя. Технический результат изобретения состоит в уменьшении допустимых утечек теплоносителя из контура СТР в дежурном режиме эксплуатации КА на орбите и, следовательно, в уменьшении бортового запаса теплоносителя. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы устанавливают вертикально с внутренней стороны продольных силовых сотовых панелей на участке центральной внутренней полости, а коллекторные тепловые трубы прокладывают в центральной внутренней полости с креплением их перпендикулярно к полкам связующих тепловых труб и к поперечным сотовым панелям. На каждой продольной силовой сотовой панели закрепляют электронагреватели по одному на полках связующих тепловых труб. Тепловыделяющие приборы размещают на внешних поверхностях продольных силовых сотовых панелей и внутренних поверхностях П-образных полостей, а нетепловыделяющие агрегаты размещают в центральной внутренней полости. Испарители регулируемых радиационных теплообменников устанавливают в краевой области продольных силовых сотовых панелей, а конденсаторы закрепляют на их торцах. Наружную поверхность КА кроме конденсаторов регулируемых радиационных теплообменников закрывают теплоизоляцией. Изобретение позволяет повысить плотность компоновки КА, термостабилизацию приборов и оборудования КА и удобство обслуживания при наземной отработке. 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в охлаждении бортовой аппаратуры циркулирующим газом с помощью двухконтурной системы охлаждения. При этом газ охлаждают в испарительном контуре за счет испарения низкокипящего хладагента, пары которого отводят в атмосферу. В начале полета охлаждение аппаратуры приборного отсека осуществляют только вентиляцией в течение времени, определяемого в зависимости от температуры, тепловыделения и теплоемкости аппаратуры. Далее задействуют указанный испарительный контур, причем отвод паров низкокипящего хладагента в атмосферу осуществляют через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана. Этот клапан разгерметизируется при давлении насыщенных паров кипения хладагента. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, уменьшение массы и повышение надежности системы охлаждения. 2 ил.

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему. В первом варианте на поток капель воздействуют внешним электрическим полем, параметры которого изменяют по траектории полета КА. Во втором варианте на поток капель воздействуют потоком заряженных частиц, параметры которого изменяют по траектории полета КА. В третьем варианте в поток капель вблизи их сбора впрыскивают газ с низкой электрической прочностью. Интервалы впрыска соответствуют времени накопления заряда на капле, а частоту впрыска изменяют по траектории полета КА. В четвертом варианте газ с низкой электрической прочностью растворяют в жидком теплоносителе КХИ. В зависимости от назначения КА и параметров КХИ возможно использование каждого из предложенных способов работы КХИ или любой их комбинации. Техническим результатом группы изобретений является уменьшение отклонения капель от прямолинейных траекторий и снижение тем самым потерь теплоносителя с обеспечением более эффективной и надежной работы КХИ. 4 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР). ГР стыкуются через трубчатые перемычки с внешней гидравлической сетью. Каждый ГР выполнен в виде разъемных двухклапанных устройств. В него входят стационарный и съемный ГР. Стационарные ГР установлены на трубопроводах входа и выхода каждого ЭНА и на концах трубопроводов, подстыкованных к внешней гидравлической сети. Корпус стационарного ГР выполнен в виде штуцера с внешней резьбовой нарезкой, с центральным гнездом и закрепленным в нем клапаном. Последний снабжен уплотнительными кольцами и подвижным седлом, поджимаемым пружиной. Съемные ГР установлены на концах трубчатых перемычек. Корпус съемного ГР выполнен в виде штуцера, в центральном гнезде которого установлен подвижный клапан. Последний снабжен поджимающей пружиной, уплотнительным кольцом и неподвижным седлом. Седло выполнено на конце штуцера, причем штуцер снабжен внешним кольцевым уплотнителем и стягивающей гайкой. Клапаны и седла в стационарных и съемных ГР выполнены с одинаковыми угловыми размерами конусов, образующих сопрягаемые поверхности между клапанами и седлами соответственно. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств и надежности устройства. 2 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. По данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором на витке. На таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора и направленной на Солнце, с СБ. Поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. Данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ для любой высоты околокруговой орбиты КА. 5 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы. Согласно изобретению, жидкостный контур СТР для наземных испытаний заправляют жидким теплоносителем, в частности растворителем. Затем этот теплоноситель сливают продувкой воздухом до его полного удаления перед вакуумной сушкой. Последняя предшествует заправке СТР штатным теплоносителем. При этом первоначально продувают весь жидкостный тракт, минуя (с помощью клапана-регулятора байпасной линии) указанные вертикально расположенные коллекторы панелей радиаторов. Продувку данных коллекторов осуществляют в последнюю очередь (переводя клапан-регулятор в другое положение). Техническим результатом изобретения является повышение технологичности СТР и сокращение времени продувки при сливе теплоносителя. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них). Каждый из трактов содержит входной и выходной гидроразъемы для соединения с гидроразъемами съемного блока СТР. В последнем установлен жидкостно-жидкостный теплообменник с хладопроизводительностью, превышающей ее требуемую величину для одного тракта не менее чем в 2,1-2,2 раза. При электрических испытаниях КА съемный блок подключен к одному из циркуляционных трактов согласно программе испытаний КА. Одновременно другой тракт закольцован жидкостным трактом, имеющим такое же гидравлическое сопротивление, как у жидкостного тракта съемного блока. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции съемного блока СТР, уменьшении его габаритов и массы, что упрощает монтаж и демонтаж съемного блока на борту КА. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования, главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем. Контур образован жидкостными трактами электронасосного агрегата, коллекторов панелей радиаторов, приборных панелей и соединительных трубопроводов. Часть контура выполнена по параллельной схеме соединения жидкостных трактов, имеющей две параллельные ветви с различной длиной. В ветви с меньшей длиной часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром. Суммарная длина этих участков рассчитывается по определенной математической формуле. Технический результат изобретения состоит в снижении относительной массы СТР и повышении надежности ее работы при эксплуатации на орбите. 3 ил.

Наверх